ES2706388T3

ES2706388T3 - Reduced excitation of evenly spaced blades in turbine nozzles

Info

Publication number: ES2706388T3
Application number: ES13849387T
Authority: ES
Inventors: Loc Quang Duong; Xiaolan Hu; Gao Yang; Steven R Falconer; Ralph E Gordon; Jesus A Garcia; Dan G Sapiro; Ulrike Kaul; Gregory G Johnson; Benjamin E Fishler
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2012-10-23
Filing date: 2013-10-21
Publication date: 2019-03-28
Anticipated expiration: 2033-10-21
Also published as: CA2888919C; EP2912278B1; US9963974B2; EP2912278A4; WO2014066199A1; CA2888919A1; US20140112760A1; EP2912278A1; EP2912278B2

Abstract

Método para reducir las amplitudes de excitación que afectan a la durabilidad de los álabes de turbina en un conjunto de boquilla de turbina que tiene una pluralidad de paletas (10) y álabes (32) de turbina, que comprende las etapas de: identificar un diseño de álabe de turbina de dicho conjunto de boquilla (20) de turbina; realizar un análisis de modelo modal de al menos una de dichos álabes (32) de turbina en dicho diseño de álabe de turbina utilizando un ordenador; garantizar que cada uno de dichos álabes (32) de turbina no sufra aero-excitación de un flujo de aguas arriba en dichas paletas (10) en un rango de velocidad de funcionamiento; identificar las frecuencias naturales de los álabes con respecto a dichas paletas (10) utilizando dicho ordenador; caracterizado por que el método comprende, además, las etapas de: determinar al menos una modificación a un borde de salida (42, 44) de al menos una de dichas paletas para reducir las amplitudes de excitación, y modificar al menos una de dichas paletas (10) en dicho borde de salida (42, 44) de acuerdo con la determinación de la etapa anterior; y - realizar un análisis CFD para modificar el campo de presión local mediante la descarga de aire en el borde de salida de la aleta de la boquilla para evitar la acumulación de la energía del fluido extraída por dichos álabes; modificar un campo de presión local mediante la utilización de un flujo de descarga de aire próximo a dicho borde de salida (42, 44) de acuerdo con el análisis CFD de la etapa anterior.Method for reducing excitation amplitudes that affect the durability of turbine blades in a turbine nozzle assembly having a plurality of turbine blades (10) and blades (32), comprising the steps of: identifying a design turbine blade of said turbine nozzle assembly (20); performing a modal model analysis of at least one of said turbine blades (32) on said turbine blade design using a computer; ensuring that each of said turbine blades (32) does not undergo aero-excitation of an upstream flow on said blades (10) in an operating speed range; identifying the natural frequencies of the blades with respect to said blades (10) using said computer; characterized in that the method further comprises the steps of: determining at least one modification to a trailing edge (42, 44) of at least one of said blades to reduce excitation amplitudes, and modifying at least one of said blades (10) at said trailing edge (42, 44) according to the determination of the previous step; and - carry out a CFD analysis to modify the local pressure field by means of the air discharge at the trailing edge of the nozzle fin to avoid the accumulation of the energy of the fluid extracted by said blades; modifying a local pressure field by using an air discharge flow close to said trailing edge (42, 44) according to the CFD analysis of the previous stage.

Description

DESCRIPCIÓNDESCRIPTION

Reducción de la excitación de paletas separadas uniformemente en boquillas de turbinaReduced excitation of evenly spaced blades in turbine nozzles

AntecedentesBackground

La presente invención hace referencia a un método para reducir las amplitudes de excitación con el fin de mejorar la durabilidad de los álabes de una turbina.The present invention relates to a method for reducing the excitation amplitudes in order to improve the durability of the blades of a turbine.

Algunos motores están sometidos a una serie de retiradas no programadas debido a los efectos de la fatiga de alto ciclo en ciertos álabes de turbina. Algo que contribuye a esto es un borde de salida de la paleta de la boquilla en un extremo de la tolerancia dimensional de fabricación, lo que genera una función de forzamiento cuya amplitud excede el límite de diseño previsto.Some engines are subject to a series of unscheduled withdrawals due to the effects of high cycle fatigue on certain turbine blades. Something that contributes to this is an exit edge of the nozzle vane at one end of the manufacturing dimensional tolerance, which generates a forcing function whose amplitude exceeds the predicted design limit.

En otro motor, se observó que la causa de un fallo de mellado radial de la turbina fue la resonancia del álabe excitado por las paletas de la boquilla de la turbina. Los fragmentos rotos de la turbina se desplazan a través del conjunto de escape, lo que resulta en una salida no controlada. La fuerte amplitud de la fuerza de excitación conduce a tensiones dinámicas del álabe que exceden la capacidad de resistencia del material.In another engine, it was observed that the cause of a failure of the radial nicking of the turbine was the resonance of the blade excited by the blades of the nozzle of the turbine. The broken fragments of the turbine move through the exhaust assembly, resulting in an uncontrolled exit. The strong amplitude of the excitation force leads to dynamic vane tensions that exceed the resistance capacity of the material.

Sigue existiendo la necesidad de un modo de reducir las amplitudes de excitación para mejorar la durabilidad de los álabes de las turbinas.There remains a need for a way to reduce the excitation amplitudes to improve the durability of the turbine blades.

El documento US 2010/050594 A1 hace referencia al sector de los motores de turbina, y su objetivo es un método que permita reducir las vibraciones en los álabes de los discos con álabes sometidos a una excitación periódica. El documento US 2007/033802 A1 hace referencia a un diseño de perfil aerodinámico que minimiza las perturbaciones del campo de flujo inducidas por el choque aguas abajo. El documento US 6932565 B2 hace referencia a una turbina de un tipo adecuado para su utilización en un turbo cargador para un motor de combustión interna. El documento EP 2390464 A2 hace referencia a un sistema y método para reasignar tareas, rediseñar y/o manipular la utilización de orificios de inyección de refrigerante.US 2010/050594 A1 refers to the sector of turbine engines, and its objective is a method that allows to reduce the vibrations in the blades of the discs with blades subjected to a periodic excitation. US 2007/033802 A1 refers to an aerodynamic profile design that minimizes disturbances of the flow field induced by the downstream impact. US 6932565 B2 refers to a turbine of a type suitable for use in a turbo charger for an internal combustion engine. EP 2390464 A2 refers to a system and method for reallocating tasks, redesigning and / or manipulating the use of coolant injection orifices.

CompendioCompendium

De acuerdo con la presente invención, se proporciona un método para reducir las amplitudes de excitación que afectan a la durabilidad de los álabes de una turbina en un conjunto de boquilla de turbina según la reivindicación 1.According to the present invention, there is provided a method for reducing the excitation amplitudes that affect the durability of the blades of a turbine in a turbine nozzle assembly according to claim 1.

En una realización distinta y alternativa, la al menos una modificación de la determinación del borde de salida comprende la alteración de un ángulo con el que un flujo de gas entra en los álabes de la turbina e interrumpe la acumulación de energía.In a different and alternative embodiment, the at least one modification of the determination of the trailing edge comprises the alteration of an angle with which a gas flow enters the turbine blades and interrupts the accumulation of energy.

En una realización distinta y alternativa, la al menos una modificación a la determinación del borde de salida comprende realizar un análisis computacional de dinámica de fluidos (CFD - Computational Fluid Dynamics, en inglés) para determinar un ángulo de salida de la paleta que resulta en una perturbación máxima de la presión y minimiza la P (w).In a different and alternative embodiment, the at least one modification to the determination of the trailing edge comprises performing a computational analysis of fluid dynamics (CFD - Computational Fluid Dynamics, in English) to determine an angle of exit of the palette that results in a maximum disturbance of the pressure and minimizes the P (w).

En una realización distinta y alternativa, el método comprende, además, guiar una modificación del ángulo de salida de la paleta en una dirección de alejamiento con respecto a un antinodo del álabe de la carga de presión del álabe hacia un borde de ataque del al menos un álabe de turbina.In a different and alternative embodiment, the method further comprises guiding a modification of the exit angle of the vane in a direction away from an anti-node of the blade of the pressure load of the vane towards a leading edge of the at least a turbine blade.

En una realización distinta y alternativa, el método comprende, además, realizar un análisis CFD para determinar un ángulo de descarga de aire que resulte en una perturbación máxima de la presión y minimice la P (w).In a different and alternative embodiment, the method further comprises performing a CFD analysis to determine an air discharge angle that results in a maximum pressure disturbance and minimizes P (w).

En una realización distinta y alternativa, el método comprende, además, limitar una serie de descargas de aire distribuidas en una dirección tangencial.In a different and alternative embodiment, the method further comprises limiting a series of air discharges distributed in a tangential direction.

En una realización distinta y alternativa, las descargas de aire se realizan a través de al menos uno de una cubierta de la turbina y la modificación de un sistema interno de enfriamiento de las paletas.In a different and alternative embodiment, the air discharges are carried out through at least one of a turbine cover and the modification of an internal cooling system of the vanes.

En una realización distinta y alternativa, el método comprende realizar un análisis CFD para determinar un ángulo de descarga de aire que resulte en una perturbación máxima y minimice la P (w).In a different and alternative embodiment, the method comprises performing a CFD analysis to determine an air discharge angle that results in a maximum disturbance and minimizes P (w).

En una realización distinta y alternativa, la etapa de modificación del borde de salida comprende la modificación del borde de salida en una dirección transversal.In a different and alternative embodiment, the step of modifying the trailing edge comprises modifying the trailing edge in a transverse direction.

En una realización distinta y alternativa, la etapa de modificación del borde de salida comprende la modificación del perfil aerodinámico con el borde de salida para tener una menor cuerda.In a different and alternative embodiment, the step of modifying the trailing edge comprises modifying the aerofoil with the trailing edge to have a smaller rope.

En una realización distinta y alternativa, la etapa de modificación del borde de salida comprende incluir porciones recortadas en el borde de salida. In a different and alternative embodiment, the step of modifying the trailing edge comprises including portions cut out at the trailing edge.

En una realización distinta y alternativa, la etapa de modificación del borde de salida comprende incluir una parte arqueada en el borde de salida.In a different and alternative embodiment, the step of modifying the trailing edge comprises including an arched part at the trailing edge.

Además, de acuerdo con una disposición no divulgada, se proporcionan turbomáquinas que comprenden ampliamente al menos un álabe de turbina con una frecuencia natural de álabe configurada para provocar una acumulación de energía basada en una amplitud de excitación, y al menos una paleta de boquilla que tiene un borde de salida que está modificado para reducir la amplitud de la excitación.Further, in accordance with an undisclosed arrangement, turbomachines are provided which broadly comprise at least one turbine blade with a natural blade frequency configured to cause an accumulation of energy based on an excitation amplitude, and at least one nozzle blade that it has an exit edge that is modified to reduce the amplitude of the excitation.

En otra disposición no divulgada, el borde de salida de la al menos una paleta de boquilla está modifico para reducir la cuerda de una porción del perfil aerodinámico de la al menos una paleta de boquilla.In another undisclosed arrangement, the trailing edge of the at least one nozzle blade is modified to reduce the string of a portion of the aerofoil of the at least one nozzle blade.

En otra disposición no divulgada, el borde de salida de la al menos una paleta de boquilla incluye una pluralidad de porciones recortadas.In another undisclosed arrangement, the trailing edge of the at least one nozzle blade includes a plurality of cut-out portions.

En otra disposición no divulgada, el borde de salida de la al menos una paleta de boquilla incluye una región con forma arqueada.In another undisclosed arrangement, the trailing edge of the at least one nozzle vane includes an arcuate shaped region.

Otros detalles de la técnica para reducir la excitación en paletas separadas uniformemente en boquillas de turbina se exponen en la siguiente descripción detallada y en los dibujos adjuntos, en los que números de referencia iguales representan elementos similares.Further details of the technique for reducing excitation in evenly spaced vanes in turbine nozzles are set forth in the following detailed description and in the accompanying drawings, in which like reference numerals represent similar elements.

Breve descripción de los dibujosBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

La figura 1 ilustra una boquilla de turbina axial;Figure 1 illustrates an axial turbine nozzle;

la figura 2 ilustra una boquilla de turbina radial;Figure 2 illustrates a radial turbine nozzle;

la figura 3 es un diagrama de velocidad;Figure 3 is a velocity diagram;

la figura 4A ilustra un diagrama de velocidad para un borde de salida no modificado de una paleta;Figure 4A illustrates a velocity diagram for an unmodified exit edge of a pallet;

la figura 4B ilustra un diagrama de velocidad para un borde de salida modificado de una paleta;Figure 4B illustrates a velocity diagram for a modified trailing edge of a pallet;

la figura 4C ilustra un radio de redondeo del contorno extremo;Figure 4C illustrates a rounding radius of the extreme contour;

las figuras 4D a 4F ilustran diversas modificaciones para un borde de salida de una paleta;Figures 4D to 4F illustrate various modifications for a trailing edge of a pallet;

la figura 5 ilustra la distribución de la presión en un álabe para un borde de salida no modificado de una paleta, un borde de salida modificado de una paleta y dos bordes de salida modificados de paletas adyacentes; y la figura 6 es un diagrama de flujo que ilustra el método descrito en la presente memoria descriptiva.Figure 5 illustrates the distribution of the pressure in a blade for an unmodified output edge of a blade, a modified blade output edge and two modified output edges of adjacent blades; and Figure 6 is a flow diagram illustrating the method described in the present specification.

Descripción detalladaDetailed description

La presente invención hace referencia a configuraciones del conjunto de boquilla tanto de turbina axial como radial, de perfil de contorno tal como el ilustrado en las figuras 1 y 2 respectivamente y de estructuras similares. Los conjuntos de boquilla presentan una serie de paletas 10 colocadas en dirección tangencial, en sentido horario o en sentido antihorario. El método descrito en la presente memoria descriptiva es un método para influir en la amplitud de excitación aerodinámica en un modo de vibración de álabe dado mediante la reducción en las amplitudes de los coeficientes de la serie de Fourier que representa la función de forzamiento. Esta reducción en la amplitud de la excitación en los rangos de frecuencia de interés se basa en la plataforma de (1) interacción aero-mecánica; (2) valor propio estructural; y (3) operaciones de las series de Fourier.The present invention relates to configurations of the nozzle assembly both axial and radial turbine, contour profile such as that illustrated in Figures 1 and 2 respectively and similar structures. The nozzle assemblies have a series of vanes 10 placed in a tangential direction, clockwise or counterclockwise. The method described in the present specification is a method for influencing the aerodynamic excitation amplitude in a given blade vibration mode by reducing the amplitudes of the Fourier series coefficients representing the forcing function. This reduction in the amplitude of the excitation in the frequency ranges of interest is based on the platform of (1) aero-mechanical interaction; (2) structural own value; and (3) operations of the Fourier series.

La sección caliente de un motor de turbina de gas, ya sea axial o radial, consiste en una cámara de combustión (no mostrada) y una o más turbinas de múltiples etapas. Cada etapa de la turbina involucra un estátor, llamado boquilla, y un rotor o rueda de turbina. Los álabes 32 de la turbina de la figura 3 en el rotor interactúan con el fluido en la trayectoria del flujo de gas.The hot section of a gas turbine engine, either axial or radial, consists of a combustion chamber (not shown) and one or more multi-stage turbines. Each stage of the turbine involves a stator, called a nozzle, and a rotor or turbine wheel. The blades 32 of the turbine of figure 3 in the rotor interact with the fluid in the gas flow path.

La rueda de la turbina representa una compleja estructura giratoria que consiste en una serie de álabes 32 de turbina unidos a un rotor. Dentro de un espectro de frecuencias de interés, cada tipo de álabe 32 de turbina, ya sea axial o radial, tiene una serie de frecuencias naturales. La turbina está sometida a vibración resonante si las frecuencias naturales de los álabes 32 de la turbina coinciden con las frecuencias de aero-excitación de la presión del fluido inestable a medida que los flujos de fluido pasan a través de componentes no giratorios, tales como las paletas 30 de guía de la boquilla de la turbina, que están presentes aguas arriba de la rueda de la turbina.The turbine wheel represents a complex rotating structure consisting of a series of turbine blades 32 attached to a rotor. Within a spectrum of frequencies of interest, each type of turbine blade 32, either axial or radial, has a series of natural frequencies. The turbine is subject to resonant vibration if the natural frequencies of the blades 32 of the turbine coincide with the aero-excitation frequencies of the unstable fluid pressure as the fluid flows pass through non-rotating components, such as the guide vanes 30 of the turbine nozzle, which are present upstream of the turbine wheel.

El conjunto de boquilla de turbina 20 de una turbina de gas comprende n paletas 30. Típicamente, estas paletas 30 están separadas uniformemente en la dirección circunferencial. El conjunto de boquilla 20 con n paletas 30 genera una fuente de excitación del campo de presión no estable del orden de motor n (nEO - n Engine Order, en inglés). The turbine nozzle assembly 20 of a gas turbine comprises n vanes 30. Typically, these vanes 30 are evenly spaced in the circumferential direction. The nozzle assembly 20 with n pallets 30 generates an excitation source of the non-stable pressure field of the motor order n (nEO-n Engine Order, in English).

Representando el continuo del sistema de álabes de turbina, mediante una matriz de masa discreta, la sintonización modal de los perfiles aerodinámicos de los álabes de la turbina puede ser procesada determinando en primer lugar la frecuencia natural del sistema de disco de álabes.Representing the turbine blade system continuum, by means of a discrete mass matrix, the modal tuning of the aerodynamic profiles of the turbine blades can be processed by first determining the natural frequency of the blade disc system.

Para evaluar la respuesta de la estructura de álabes de la turbina a la fuente de excitación, se necesita un modelo modal reducido. Si se considera x (t) como una combinación lineal de un número limitado de k formas de modo ortogonales interesadas, entonces:To evaluate the response of the turbine blade structure to the excitation source, a reduced modal model is needed. If x (t) is considered as a linear combination of a limited number of k orthogonally interested shapes, then:

Donde O es el modo normal; y q son coordenadas normales o modales.Where O is the normal mode; and q are normal or modal coordinates.

Despreciando los efectos de la atenuación y expresándola en coordenadas normales:Neglecting the effects of attenuation and expressing it in normal coordinates:

Donde {P (w)} es la transformada de Fourier de {P (t)}, la función de forzamiento.Where {P (w)} is the Fourier transform of {P (t)}, the forcing function.

A partir de la ecuación (2), la respuesta de cada uno de los módulos de álabes a cada una de las fuentes de excitación del orden del motor puede ser evaluada de manera independiente.From equation (2), the response of each of the blade modules to each of the excitation sources of the motor order can be evaluated independently.

En una realización, el impacto aerodinámico, expresado en términos de esfuerzos vibratorios del álabe, se reduce actuando sobre el lado derecho de la ecuación (2), a saber, sobre el término P (w). El nivel de interacción entre el fluido y el álabe de la turbina podría medirse a partir de la cantidad de energía que se transfiere del fluido al álabe de la turbina. El trabajo aerodinámico por ciclo de movimiento del álabe se toma como la integración en el tiempo del punto escalar de la presión (P) y la velocidad del álabe ( ) en un período (T) de desplazamiento sobre el área del álabe (A) tal como se expresa en la ecuación (3):In one embodiment, the aerodynamic impact, expressed in terms of vibratory efforts of the blade, is reduced by acting on the right side of equation (2), namely, on the term P (w). The level of interaction between the fluid and the blade of the turbine could be measured from the amount of energy that is transferred from the fluid to the turbine blade. The aerodynamic work per blade movement cycle is taken as the integration in time of the scalar point of the pressure (P) and the velocity of the blade () in a period (T) of displacement over the area of the blade (A) as expressed in equation (3):

Para reducir el esfuerzo dinámico del álabe a la frecuencia natural de un álabe particular, la energía del fluido que se transfiere al álabe a la frecuencia natural correspondiente del álabe se debe reducir o evitar que se acumule en cada revolución, de tal modo que el estado de tensión (interacción por fatiga de ciclo alto (HCF - High Cycle Fatigue, en inglés) - fatiga de ciclo bajo (LCF - Low Cycle Fatigue, en inglés)) se encuentre bajo la curva permisible del material para el diseño previsto.To reduce the dynamic force of the blade to the natural frequency of a particular blade, the energy of the fluid that is transferred to the blade at the corresponding natural frequency of the blade must be reduced or prevented from accumulating in each revolution, so that the state of tension (high cycle fatigue interaction (HCF) - low cycle fatigue (LCF - Low Cycle Fatigue, in English)) is below the allowable curve of the material for the intended design.

En una realización, para el hardware existente que tiene una distribución de paletas separadas uniformemente, la distribución de la presión tangencial no armónica se puede utilizar como un indicador. Una realización incluye interrumpir el campo de flujo de presión dinámico periódico / cíclico, de tal manera que se interrumpa la acumulación de energía extraída por el álabe de la turbina. Como consecuencia, el esfuerzo dinámico del álabe se mantiene por debajo del límite permisible del material.In one embodiment, for the existing hardware having a uniformly spaced pallet distribution, the non-harmonic tangential pressure distribution can be used as an indicator. One embodiment includes interrupting the periodic / cyclic dynamic pressure flow field, such that the accumulation of energy extracted by the turbine blade is interrupted. As a result, the dynamic force of the blade is kept below the permissible limit of the material.

Como ilustración, considérese una configuración de diseño de boquilla de turbina axial que incluya n paletas separadas uniformemente. Además, supóngase que el álabe tiene una frecuencia natural correspondiente a nEO. Haciendo referencia a continuación a la figura 3, se muestra un diagrama de velocidad de flujo. El gas caliente de la cámara de combustión entra en la fila de paletas 30 de la boquilla con una presión estática y una temperatura, representadas por po y To respectivamente, y una velocidad absoluta Co. A través de la boquilla 20, el gas se expande a pi y Ti con un aumento en la velocidad absoluta a Ci . El gas sale de la paleta con un ángulo a i , y a continuación entra en la fila de álabes 32 de la turbina con una velocidad relativa W i con un ángulo pi . La fila de álabes 32 de la turbina está girando con una velocidad tangencial U en el sistema de referencia absoluto.As an illustration, consider an axial turbine nozzle design configuration that includes n evenly spaced blades. Also, suppose that the blade has a natural frequency corresponding to nEO. Referring now to Figure 3, a flow velocity diagram is shown. The hot gas from the combustion chamber enters the row of vanes 30 of the nozzle with a static pressure and a temperature, represented by po and To respectively, and an absolute velocity C. Through the nozzle 20, the gas expands a pi and Ti with an increase in absolute speed to Ci. The gas leaves the blade at an angle α i, and then enters the row of vanes 32 of the turbine with a relative velocity W i with an angle pi. The row of vanes 32 of the turbine is rotating with a tangential velocity U in the absolute reference system.

El estado de presión en el paso 34 del álabe del rotor se puede expresar en notación compleja como:The state of pressure in step 34 of the rotor blade can be expressed in complex notation as:

donde P^tes la presión total, Po es la presión promedio del estado estacionario y Pi representa la presión de estado no estacionario, que es una presión que varía.where P ^t is the total pressure, Po is the average pressure of the steady state and Pi represents the non-stationary state pressure, which is a pressure that varies.

La presión de estado no estacionario en este contexto está generada por n paletas 30 de boquilla inmediatamente aguas arriba de la fila de álabes 32 de la turbina. En una revolución, un álabe experimentará n corrientes de salida. The non-stationary state pressure in this context is generated by n nozzle vanes 30 immediately upstream of the blade row 32 of the turbine. In one revolution, one blade will experience n output currents.

Esto corresponde a una excitación de orden de motor n (nEO). Dado que el álabe tiene una frecuencia natural correspondiente a nEO, funcionará en el estado de resonancia.This corresponds to an engine command excitation n (nEO). Since the blade has a natural frequency corresponding to nEO, it will work in the resonance state.

Expresando la ecuación (4) en el dominio del tiempo, la función de forzamiento periódico no sinusoidal de la presión del estado inestable correspondiente a la configuración de boquilla no modificada (simétrica) con n paletas separadas uniformemente, se puede expresar en términos de la serie de Fourier de la función seno en el rango de frecuencia de interés como:Expressing equation (4) in the time domain, the non-sinusoidal periodic forcing function of the unstable state pressure corresponding to the unmodified (symmetric) nozzle configuration with n evenly spaced blades, can be expressed in terms of the series Fourier of the sine function in the frequency range of interest as:

Donde an y ^n son la amplitud máxima y el ángulo de fase, correspondientes a nEO, respectivamente.Where an and ^ n are the maximum amplitude and the phase angle, corresponding to nEO, respectively.

La figura 5 ilustra la función de forzamiento no sinusoidal periódica en una revolución como línea 50.Figure 5 illustrates the periodic non-sinusoidal forcing function in one revolution as line 50.

Para evitar la continua acumulación de energía extraída del fluido al álabe, se debe introducir una perturbación. Las figuras 4A a 4F y la figura 5 ilustran la introducción de la perturbación en la función no sinusoidal periódica en una revolución. La perturbación del campo de flujo local se consigue mediante la perturbación en el ángulo de salida ai de la paleta. En otras palabras, modificando geométricamente el borde de salida (TE - Trailing Edge, en inglés) original 42 de la paleta de la boquilla a un borde de salida modificado 44, se interrumpe la acumulación de energía extraída por el álabe, lo que resulta en un nivel de esfuerzo dinámico del álabe por debajo del límite permisible del material. Se pueden utilizar diferentes métodos de fabricación para modificar el ángulo de salida ai existente de la paleta de la boquilla de hardware, tales como, por ejemplo: (1) mecanizado por descarga eléctrica (EDM -Electrical Discharge Machining, en inglés) y (2) rectificado.To avoid the continuous accumulation of energy extracted from the fluid to the blade, a disturbance must be introduced. Figures 4A to 4F and Figure 5 illustrate the introduction of the disturbance in the periodic non-sinusoidal function in one revolution. The perturbation of the local flow field is achieved by disturbing the exit angle ai of the pallet. In other words, by geometrically modifying the original trailing edge TE 42 of the nozzle blade to a modified trailing edge 44, the accumulation of energy extracted by the blade is interrupted, resulting in a dynamic blade force level below the allowable material limit. Different manufacturing methods can be used to modify the existing exit angle ai from the hardware nozzle vane, such as, for example: (1) electric discharge machining (EDM) and (2) ) rectified.

La línea 52 en la figura 5 ilustra la interrupción de la función de forzamiento no sinusoidal periódica en una revolución cuando se modifica una paleta. En esta situación, la función original de forzamiento de la presión de Fourier se convierte enLine 52 in Figure 5 illustrates the interruption of the periodic non-sinusoidal forcing function in one revolution when a pallet is modified. In this situation, the original Fourier pressure forcing function becomes

Con respecto a la frecuencia de interés (nEO, frecuencia de excitación correspondiente a la frecuencia natural del álabe), el flujo entra en el álabe de la turbina con un ángulo diferente pi y con una sintonización adecuada de ai, tal que:With respect to the frequency of interest (nEO, excitation frequency corresponding to the natural frequency of the blade), the flux enters the blade of the turbine with a different angle pi and with a suitable tuning of ai, such that:

En una realización, cuando hay dos paletas modificadas adyacentes entre sí, se produce una interrupción adicional en la acumulación de energía. La línea 54 de la figura 5 ilustra la interrupción en el armónico de la fuerza de forzamiento provocada por el TE modificado de 2 paletas adyacentes.In one embodiment, when there are two modified paddles adjacent to each other, an additional break in the energy accumulation occurs. The line 54 of FIG. 5 illustrates the interruption in the harmonic of the forcing force caused by the modified TE of 2 adjacent blades.

Las figuras 4D - 4F ilustran diferentes modificaciones que se pueden realizar en el borde de salida de la aleta en una dirección transversal. Las líneas de puntos en cada una de las figuras 4D a 4F muestran un borde de salida modificado 44, y las líneas sólidas 42 ilustran los bordes de salida originales. En la figura 4D, el borde de salida ha sido modificado reduciendo la cuerda del perfil aerodinámico 43 y/o cambiando el ángulo del borde de salida. En la figura 4E, el borde de salida ha sido dotado de porciones recortadas 45. En la figura 4F, el borde de salida ha sido dotado de una región de forma arqueada 46.Figures 4D-4F illustrate different modifications that can be made at the trailing edge of the fin in a transverse direction. The dotted lines in each of the figures 4D to 4F show a modified exit edge 44, and the solid lines 42 illustrate the original exit edges. In Figure 4D, the trailing edge has been modified by reducing the cord of the aerofoil 43 and / or by changing the angle of the trailing edge. In Figure 4E, the trailing edge has been provided with cut-out portions 45. In Figure 4F, the trailing edge has been provided with an arcuate-shaped region 46.

En una realización, se puede utilizar un análisis de dinámica de fluidos (CFD) para optimizar la modificación en el ángulo de salida ai de la paleta para reducir el nivel de energía extraído por el álabe perturbando el campo de presión de flujo de manera que la ecuación (3) se minimiza. A lo largo del ancho del t E de la paleta, la máxima modificación de la paleta se produce en un lugar que corresponde a la máxima flexión de la forma del modo en el álabe. La modificación del ángulo de salida de la paleta de la boquilla es guiada en la dirección de alejamiento con respecto al antinodo del álabe de la carga de presión del álabe hacia el borde de ataque, de modo que minimice de manera efectiva el término en el lado derecho de la ecuación (3):In one embodiment, a fluid dynamics analysis (CFD) can be used to optimize the change in the output angle ai of the blade to reduce the energy level extracted by the blade by disturbing the flow pressure field so that the Equation (3) is minimized. Along the width of the t E of the pallet, the maximum modification of the pallet occurs in a place corresponding to the maximum bending of the shape of the mode in the blade. The modification of the exit angle of the nozzle vane is guided in the direction away from the blade antinode of the blade pressure load towards the leading edge, so as to effectively minimize the term on the side right of equation (3):

El método de la presente invención comprende realizar un análisis CFD para modificar el campo de presión local mediante la descarga de aire en el borde de salida (TE) de la paleta de la boquilla. La descarga de aire en la ubicación del borde de salida de la boquilla produce una turbulencia local que evita la acumulación de energía del fluido extraída por el álabe. El número de descargas de aire puede estar limitado a algunas ubicaciones distribuidas en la dirección tangencial. Los dos métodos descritos en la presente memoria descriptiva se pueden utilizar por separado o conjuntamente. The method of the present invention comprises performing a CFD analysis to modify the local pressure field by discharging air at the trailing edge (TE) of the nozzle blade. The discharge of air at the location of the exit edge of the nozzle produces a local turbulence that prevents the accumulation of energy from the fluid extracted by the vane. The number of air discharges may be limited to some locations distributed in the tangential direction. The two methods described in the present specification can be used separately or together.

Debido a las limitaciones de diseño, tales como la limitación geométrica de los componentes, los requisitos de rendimiento, las limitaciones de espacio y la naturaleza propia no bien separada de las frecuencias de los álabes, no es raro encontrar situaciones en las que un conjunto de configuraciones de paletas de boquilla que no resulten en ninguna interferencia del álabe de la turbina, no está disponible. En dichas situaciones, una reducción en el esfuerzo dinámico del álabe resultará en una mayor durabilidad de la turbina.Due to design limitations, such as geometrical limitation of the components, performance requirements, space limitations and their own nature not well separated from the frequencies of the blades, it is not uncommon to find situations in which a set of Nozzle vane configurations that do not result in any interference from the turbine blade is not available. In such situations, a reduction in the dynamic force of the blade will result in greater durability of the turbine.

En una realización, un método para reducir el esfuerzo dinámico en un álabe de turbina mediante la interrupción de la acumulación armónica de la energía transferida del fluido al álabe para una boquilla existente con paletas separadas uniformemente de una configuración de conjunto de turbina radial o axial está muestra en líneas generales en la figura 6. El método comprende a grandes rasgos (1) la identificación de un diseño de álabe de turbina del conjunto 100 de boquilla de turbina; (2) realizar un análisis de modelo modal de al menos una uno de los álabes de la turbina en el diseño de los álabes 102 de la turbina; (3) reducir el impacto aerodinámico garantizando que cada uno de los álabes de la turbina no sufra aero-excitación de un flujo aguas arriba de las paletas en un rango de velocidad de funcionamiento 104; (4) identificar las frecuencias naturales de los álabes con respecto a las paletas 105 de la boquilla; y (5) modificar el borde de salida de al menos una de las paletas para reducir las amplitudes de excitación que afectan a la durabilidad de los álabe de la turbina en el conjunto de turbina. La modificación del borde de salida se puede llevar a cabo realizando un análisis CFD 106 para determinar el ángulo de salida de la paleta que resulta en la perturbación máxima de la presión y en minimizar P (w) en la ecuación (2) Las características dinámicas de los álabes de la turbina pueden verse afectadas por la perturbación del campo de presión a medida que sobrepasa las paletas de la boquilla. El ángulo de salida del borde de salida de la paleta puede ser modificado mediante EDM o mecanizado, en la dirección de aumento o disminución de a1 para minimizar la ecuación (3) En una realización, se puede realizar un análisis CFD 108 para determinar el ángulo de descarga de aire que resulta en una perturbación máxima de la presión y en la minimización de P (w) en la ecuación (2) En esta realización, el aire de descarga de un sistema de aire secundario se puede introducir en el borde de salida de la paleta a través de (a) una cubierta de turbina y/o (b) mediante la modificación de un sistema interno de enfriamiento de la paleta. En otra realización, tal como se muestra en el recuadro 110, tanto el análisis CFD para determinar el ángulo de salida de la paleta como el análisis CFD para determinar el ángulo de descarga de aire pueden combinarse opcionalmente.In one embodiment, a method for reducing dynamic stress in a turbine blade by interrupting the harmonic accumulation of energy transferred from the fluid to the blade for an existing nozzle with evenly spaced blades of a radial or axial turbine assembly configuration is shows in broad lines in Figure 6. The method broadly comprises (1) the identification of a turbine blade design of the turbine nozzle assembly 100; (2) performing a modal model analysis of at least one of the turbine blades in the design of the blades 102 of the turbine; (3) reducing the aerodynamic impact by ensuring that each of the turbine blades does not suffer from aero-excitation of a flow upstream of the blades in a range of operating speed 104; (4) identifying the natural frequencies of the blades with respect to the blades 105 of the nozzle; and (5) modifying the trailing edge of at least one of the vanes to reduce the excitation amplitudes that affect the durability of the turbine vanes in the turbine assembly. The modification of the trailing edge can be carried out by performing a CFD 106 analysis to determine the exit angle of the pallet that results in the maximum pressure disturbance and in minimizing P (w) in equation (2) The dynamic characteristics The turbine blades may be affected by the disturbance of the pressure field as it passes the nozzle vanes. The output edge of the output edge of the vane can be modified by EDM or machining, in the direction of increase or decrease of a1 to minimize equation (3) In one embodiment, a CFD analysis 108 can be performed to determine the angle of air discharge resulting in a maximum pressure disturbance and in the minimization of P (w) in equation (2) In this embodiment, the discharge air of a secondary air system may be introduced at the trailing edge of the pallet through (a) a turbine cover and / or (b) through the modification of an internal cooling system of the pallet. In another embodiment, as shown in box 110, both the CFD analysis to determine the exit angle of the vane and the CFD analysis to determine the air discharge angle can optionally be combined.

Las realizaciones están relacionadas no solo con un conjunto de boquilla de turbina axial con paletas separadas uniformemente en la dirección tangencial, sino también con una estructura similar tal como un conjunto de boquilla de turbina radial. Una realización incluye actuar sobre la amplitud de excitación aero-dinámica en la frecuencia de un modo de vibración dado modificando solo el ángulo de salida de la aleta a1 de una configuración separada uniformemente de tal manera que la carga de presión de perturbación resultante que actúa sobre la forma del modo elegido del álabe, para tipos de álabes de turbina radial o axial, resulte en tensiones vibratorias aceptables para mejorar la durabilidad de los álabes. Una realización adicional actúa sobre la amplitud de excitación aerodinámica en la frecuencia de un modo de vibración dado mediante la descarga de aire hacia el borde de salida de la aleta de la boquilla de una configuración separada uniformemente, de tal manera que la carga de presión de perturbación resultante que actúa sobre la forma del modo elegido del álabe, para tipos de álabes de turbina radial o axial, resulte en tensiones vibratorias aceptables para mejorar la durabilidad de los álabes. Una realización adicional actúa sobre la amplitud de excitación en una frecuencia de un modo de vibración dado solamente reduciendo los coeficientes de amplitud de la serie de Fourier que representa la función de forzamiento aerodinámico.The embodiments relate not only to an axial turbine nozzle assembly with blades evenly spaced in the tangential direction, but also to a similar structure such as a radial turbine nozzle assembly. One embodiment includes acting on the aero-dynamic excitation amplitude at the frequency of a given vibration mode by modifying only the exit angle of the fin a1 of a uniformly spaced configuration such that the resulting disturbance pressure load acting on The shape of the chosen blade mode, for radial or axial turbine blade types, results in acceptable vibratory stresses to improve the durability of the blades. A further embodiment acts on the aerodynamic excitation amplitude at the frequency of a given vibration mode by discharging air towards the outlet edge of the nozzle fin of a uniformly spaced configuration, such that the pressure load of The resulting disturbance acting on the shape of the chosen blade mode, for radial or axial turbine blade types, results in acceptable vibratory stresses to improve the durability of the blades. A further embodiment acts on the excitation amplitude at a frequency of a given vibration mode only by reducing the amplitude coefficients of the Fourier series representing the aerodynamic forcing function.

El método de la presente invención se puede llevar a cabo mediante un procesador informático, sistemas de procesamiento informático o circuitos de procesamiento.The method of the present invention can be carried out by a computer processor, computer processing systems or processing circuits.

Una realización incluye reducir la excitación de las paletas de la boquilla de la turbina separadas uniformemente. Si bien los aspectos de la invención han sido descritos en el contexto de sus realizaciones específicas, otras alternativas, modificaciones y variaciones imprevistas pueden ser evidentes para los expertos en la materia que hayan leído la descripción anterior. Por consiguiente, se pretende abarcar aquellas alternativas, modificaciones y variaciones que caigan dentro del amplio alcance de la invención y las reivindicaciones. One embodiment includes reducing the excitation of the turbine nozzle vanes evenly spaced apart. While the aspects of the invention have been described in the context of their specific embodiments, other alternatives, modifications and unforeseen variations may be apparent to those skilled in the art who have read the above description. Accordingly, it is intended to embrace those alternatives, modifications and variations that fall within the broad scope of the invention and the claims.

Claims

A method for reducing the excitation amplitudes that affect the durability of the turbine blades in a turbine nozzle assembly having a plurality of turbine blades (10) and blades (32), comprising the steps of:

identifying a turbine blade design of said turbine nozzle assembly (20);

performing a modal model analysis of at least one of said turbine blades (32) in said turbine blade design using a computer;

ensuring that each of said turbine blades (32) does not undergo aero-excitation of an upstream flow in said blades (10) in a range of operating speed;

identifying the natural frequencies of the blades with respect to said blades (10) using said computer; characterized in that the method further comprises the steps of:

determining at least one modification to an exit edge (42, 44) of at least one of said vanes to reduce the excitation amplitudes, and

modifying at least one of said pallets (10) in said trailing edge (42, 44) according to the determination of the previous step; Y

- perform a CFD analysis to modify the local pressure field by discharging air at the exit edge of the nozzle fin to prevent the accumulation of energy from the fluid extracted by said vanes; modifying a local pressure field by using an air discharge flow close to said outlet edge (42, 44) according to the CFD analysis of the previous stage.

The method of claim 1, wherein said modification of at least one of said vanes (10) in said trailing edge (42,44) comprises altering an angle with which a gas flow enters said vanes ( 32) of the turbine and interrupts the accumulation of energy.

The method of claim 1 or 2, wherein said determination comprises performing a CFD analysis to determine a pallet exit angle that results in a maximum pressure disturbance and minimizes the Fourier transform of the forcing function aerodynamic of the amplitude of the excitation of the blades.

The function of claim 3, further comprising performing a CFD analysis to determine an air discharge angle resulting in a maximum pressure disturbance and minimizing the Fourier transform of the aerodynamic forcing function of the amplitude of the aerodynamic excitation of the blades.

The method of claim 4, further comprising limiting the number of said air discharges distributed in the places mentioned in said at least one of said pallets (10).

The method of claim 5, further comprising introducing said air discharge air flow to said outlet edge (42, 44) through at least one of a turbine cover and an internal cooling system of pallets.

The method of any of the preceding claims, further comprising guiding a modification of said pallet exit angle in a direction away from an blade antinode from the pressure of the blade towards an edge of said at least one blade of the turbine.

The method of any of the preceding claims, further comprising performing a CFD analysis to determine the air discharge angle resulting in maximum disturbance and minimizing the Fourier transform of the aerodynamic forcing function of the amplitude of the aerodynamic excitation of the blades.

The method of any of the preceding claims, wherein said step of modifying the trailing edge comprises modifying said trailing edge in a transverse direction.

The method of any of claims 1 to 8, wherein said step of modifying the trailing edge comprises modifying an aerodynamic profile (43) with said trailing edge to have a smaller cord.

The method of any of claims 1 to 8, wherein said step of modifying the trailing edge comprises including cut-out portions (45) at said trailing edge (42, 44).

The method of any of claims 1 to 8, wherein said step of modifying the trailing edge comprises including an arcuate portion (46) at said trailing edge (42, 44).